1、本文針對(duì)目前流動(dòng)控制的兩種主要方式，即局部加熱控制和磁流體控制，分別對(duì)高超聲速飛行器前體/進(jìn)氣道虛擬前罩流動(dòng)控制，前體/進(jìn)氣道MHD控制和后體/尾噴管的虛擬舵流動(dòng)控制進(jìn)行了數(shù)值試驗(yàn)原理驗(yàn)證和局部控制變量的控制特性研究。具體工作如下：
　　對(duì)于飛行器前體/進(jìn)氣道虛擬前罩流動(dòng)控制，本文在虛擬前罩局部加熱控制流場(chǎng)的原理下，確定了虛擬前罩的流動(dòng)控制計(jì)算驗(yàn)證模型，數(shù)值計(jì)算方法和計(jì)算網(wǎng)格結(jié)構(gòu)。通過數(shù)值仿真二維的高超聲速進(jìn)氣道溢流條件下流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

2、和不同控制變量下的性能參數(shù)，得到二維的飛行器/前體流動(dòng)控制性能，說(shuō)明了主要的控制變量變化對(duì)進(jìn)氣道性能的影響。
　　對(duì)于飛行器前體/進(jìn)氣道磁流體流動(dòng)控制，本文研究了電子束注入形成局部可控等離子體的機(jī)制和數(shù)學(xué)模型，建立了外加磁場(chǎng)對(duì)其進(jìn)行加速減速的計(jì)算模型；建立MATLAB與FLUENT的局部計(jì)算域數(shù)據(jù)交換進(jìn)行耦合求解MHD進(jìn)氣道流場(chǎng)控制的計(jì)算平臺(tái)；通過算例驗(yàn)證了模型的有效性，并計(jì)算了在控制位置一定時(shí)，能量注入大小的流動(dòng)控制特性。